собственно вопрос в теме.что такое волновое сопротивление крыла самолета?
Вид для печати
собственно вопрос в теме.что такое волновое сопротивление крыла самолета?
Это на сверхзвуке, когда обтекание идет с ударными волнами. Ударные волны требуют энергии, возникает сопротивление. В общем-то на сверхзвуке - это основные потери, если не ошибаюсь.
- Нет, это прибавка в 30%-50% к общему коэффициенту сопротивления, в зависимости от совершенства конструкции самолёта...Цитата:
Сообщение от timsz
Лена,
хорошие ответы на подобные вопросы обычно содержатся в словарях.
Например, БСЭ: Волновое сопротивление.
нифига не на сверхзвуке. струйка звук вверху догоняет гораздо раньше. вот тогда и возникает скачок и волновое сопротивление которое есть суть адиабатических потерь в процессе резкого изменения давлений и соответственно температур.
Мне всегда очень нравятся объяснения на пальцах, поэтому:
"Механизм появления волнового сопротивления заключается в следующем. Во время обтекания аэродинамического профиля с выпуклыми поверхностями происходит местное сжатие внешнего потока до слоя максимальной плотности, а затем его расширение. При малых числах Маха набегающего потока в сжимаемой струе скорость возрастает, а давление снижается. Максимальной скорости поток достигает в сечении наименьшей площади, где давление минимально. По мере расширения потока скорость падает, а давление растет. Чем больше скорость потока, тем больше местная скорость на профиле. В итоге если общая скорость обтекания (скорость самолета) достаточно велика, то местная скорость на профиле в месте максимального разряжения достигает местной скорости звука. Такое явление возникает при скорости, соответствующей Мкр. В этом случае в расширяющейся струе скорость уже не уменьшается, а продолжает расти, так что обтекание становится сверхзвуковым. Однако, пока набегающий поток является дозвуковым, область сверхзвукового обтекающего потока не может быть неограниченной, и сверхзвуковой поток переходит в дозвуковой.
Увеличение скорости в сверхзвуковой части обтекающего потока приводит к тому, что статическое давление в струе падает, уменьшаясь в конечном счете ниже значения, соответствующего наименьшему сечению. В это же время за профилем преобладает более высокое давление, равное давлению окружающей среды, а поток имеет дозвуковую скорость, равную скорости набегающего потока. Значит, частицы воздуха в струе, обтекающей заднюю часть профиля, перед подходом к его задней кромке должны двигаться с замедлением, а давление должно иметь значение, соответствующее существующим там условиям. Плавное торможение сверхзвукового потока невозможно, поэтому изменение значений скорости и давления происходит резко. Торможение и сжатие движущегося потока воздуха происходит в некоторой плоскости, перпендикулярной поверхности профиля. Эта плоскость образует фронт плоской волны уплотненного воздуха, которая называется ударной волной или прямым скачком уплотнения. На прямом скачке давление резко возрастает, а скорость уменьшается до дозвукового значения. Поскольку за скачком поток уже дозвуковой, то его дальнейшему расширению сопутствуют уменьшение скорости и увеличение давления.
Таким образом, наличие сверхзвуковой области обтекания приводит к тому, что в соответствующей части профиля давление оказывается меньше, чем на других его частях (особенно передней), где обтекание остается дозвуковым. Чем меньше давление в сверхзвуковой области, тем больше сила, увлекающая профиль назад, а следовательно, тем больше его волновое сопротивление. С дальнейшим увеличением скорости самолета область сверхзвуковых скоростей на профиле стновится более обширной, интенсивность скачка уплотнения увеличивается, возрастают его размеры и происходит дальнейший рост волнового сопротивления. Вскоре после возникновения скачка на верхней поверхности профиля он появляется также и на нижней поверхности, увеличивая и без того уже большое сопротивление. Есть еще одна причина возрастания сопротивления. За скачком вследствие резкого изменения скорости и давления происходит уплотнение и отрыв пограничного слоя воздуха, и возникающая вследстие этого турбулентность увеличивает сопротивление формы. Указанный быстрый рост аэродинамического споротивления, образующего препятствие в виде своего рода "стенки" уплотненного воздуха, уже в 1936 г. был назван звуковым барьером.
Когда набегающий поток воздуха является сверхзвуковым, скачок уплотнения возникает перед передней кромкой крыла. Форма этого скачка зависит от формы профиля. Если профиль имеет закругленную переднюю кромку, то перед ним возникает криволинейный прямой скачок уплотнения максимальной интенсивности, которому соответствует наибольшее волновое сопротивление. Наименьшее волновое сопротивление создает профиль с острой передней кромкой, на которой возникают косые скачки уплотнения. Их характеризует меньшее изменение параметров течения, а это значит, что при косых скачках уплотнения волновое сопротивление меньше."
Э.Цихош "Сверхзвуковые самолеты"
Мкр только немного иное определение имеет. хотя здесь всё от автора зависит.
Вот мы вместе с Леной заодно и аэродинамику подучим... :)
Лена
продолжайте в том же духе!